CN112746913A - 一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，涉及大型固体火箭发动机的复合壳体检测的技术领域，包括：一可绕自身轴线转动的芯模；待检测的壳体，其缠绕在所述芯模上；一可沿平行于所述轴线的方向往复移动的纱架车；检测机构，其包括：‑检测支架，其固设在所述纱架车上；‑至少三个检测探头，其上下布设在所述检测支架上，所有所述检测探头的探测方向均穿过所述轴线；同时，在所述检测探头沿所述轴线的方向移动时，所述检测探头持续检测各自到所述壳体的距离，以根据检测到的所有距离确定所述壳体的轮廓尺寸。本发明检测难度小，速度快，还能够确保检测一致性。

Description

一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统

技术领域

本发明涉及大型固体火箭发动机的壳体检测的技术领域，特别涉及一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统。

背景技术

固体火箭发动机甚至于是火箭的外形尺寸均与固体火箭发动机的复合壳体的尺寸相关，故而需要在壳体成型过程中和交付前进行轮廓尺寸测量。

相关技术中，固体火箭发动机的复合壳体主要采用常规的π尺或卡尺等来进行测量的，需要人工定位若干个检测点后再依次检测，该方式在进行小型壳体直筒段检测时非常有效，但是无法进行壳体封头的检测。然而，在进行大型壳体检测时，常常需要增加较多检测点，现有技术中的π尺或卡尺检测时固定困难，受人为干扰因素多，难以保证壳体检测的准确性和一致性。另外，在壳体成型过程中，也就是处于还未固化的状态时，难以采用常规的π尺或卡尺来进行测量，且壳体两端的封头型面为异形的，采用常规的π尺或卡尺等的测量难度也是显而易见的。导致了大型固体火箭发动机的复合壳体在检测中存在一定程度的难度，且检测效率低。

发明内容

本发明实施例提供一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，以解决相关技术中大型固体火箭发动机的复合壳体检测难度大、检测精度低的问题。

第一方面，提供了一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，包括：

一可绕自身轴线转动的芯模；

待检测的壳体，其在所述芯模上缠绕成型；

一可沿平行于所述轴线的方向往复移动的纱架车；

检测机构，其包括：

-检测支架，其固设在所述纱架车上；

-至少三个检测探头，其上下布设在所述检测支架上，所有所述检测探头的探测方向均穿过所述轴线；同时，在所述检测探头沿所述轴线的方向移动时，所述检测探头持续检测各自到所述壳体的距离，以根据检测到的所有距离确定所述壳体的轮廓尺寸。

一些实施例中，所述检测支架包括支杆、第一伸臂、第二伸臂和第三伸臂，所述支杆竖直设置在所述纱架车上，所述第一伸臂、第二伸臂和第三伸臂依次上下安装在所述支杆上，且所述第一伸臂、第二伸臂和第三伸臂上各安装有一个所述检测探头。

一些实施例中，所述第一伸臂位于所述壳体的上方，且所述第一伸臂上安装有探测方向竖直向下的所述检测探头；

所述第二伸臂位于所述壳体旁，且所述第二伸臂上安装有探测方向沿水平方向向前的所述检测探头；

所述第三伸臂位于所述壳体的下方，且所述第三伸臂上安装有探测方向竖直向上的所述检测探头；

同时，三个所述检测探头的探测方向汇集形成一个在所述轴线上的点。

一些实施例中，所述第一伸臂组设在所述支杆的上部，并通过安装在所述支杆顶端的第一电机沿所述支杆上下移动；

所述支杆的中部向后延伸形成一个支座，所述第二伸臂组设在所述支座上并穿过所述支杆，所述第二伸臂通过安装在所述支座后端的第二电机沿所述支座前后移动；

所述第三伸臂组设在所述支杆的下部，并通过安装在所述支杆底端的第三电机沿所述支杆上下移动。

一些实施例中，所述第一伸臂和所述第三伸臂均具有向前伸出的第一状态和向后折弯的第二状态。

一些实施例中，所述检测支架安装在所述纱架车的边缘。

一些实施例中，所述检测探头为激光测距传感器。

一些实施例中，所述壳体为回转体构造，其两端均呈不规则的椭球型，中间呈直筒状。

一些实施例中，还包括：

固定设置的轨道，所述轨道与所述芯模平行设置，所述纱架车组设在所述轨道上，并可在所述轨道上沿所述轴线的方向往复移动。

第二方面，提供了一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，包括：

一可绕自身轴线转动的芯模，其可供壳体缠绕成型；

一可沿平行于所述轴线的方向往复移动的纱架车；

检测机构，其包括：

-检测支架，其固设在所述纱架车上；

-至少三个检测探头，其上下布设在所述检测支架上，所有所述检测探头的探测方向均穿过所述轴线；同时，在所述检测探头沿所述轴线的方向移动时，所述检测探头用于持续检测各自到所述壳体的距离，以根据检测到的所有距离确定所述壳体的轮廓尺寸。

本发明提供的技术方案带来的有益效果包括：检测难度小，检测速度快，确保检测一致性，还能够实现对待测的复合壳体封头型面的检测。

本发明实施例提供了一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，其包括壳体、芯模、纱架车和检测机构，芯模、纱架车均为大型固体火箭发动机的复合壳体成型过程中的机构，且壳体是缠绕在芯模上的，将检测机构安装在纱架车上，通过纱架车沿平行于芯模的轴线的方向往复移动的特性，即可使得检测机构的检测范围全面覆盖壳体；同时，检测机构包括检测支架和上下分布在检测支架上的至少三个检测探头，各个检测探头的探测方向均穿过所述芯模的轴线，可见，检测探头测量得到壳体的外表面到检测探头的距离即可通过各个检测探头间接测量出外壳外径；可见，在检测探头沿所述纱架车的轴线的方向移动时，检测探头持续检测各自到所述壳体的距离，以根据检测到的所有距离确定所述壳体的轮廓尺寸。本发明实施例检测难度小，检测速度快，确保检测一致性，且实现封头型面的检测。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统(第一状态)的主视图；

图2为本发明实施例中检测机构(第一状态)安装在纱架车上的主视图；

图3为本发明实施例提供的一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统(第二状态)的主视图；

图4为本发明实施例提供的一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统(第一状态)在一个视角方向上的立体图；

图5为本发明实施例提供的一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统(第二状态)在另一个视角方向上的立体图；

图6为本发明实施例中检测机构(第一状态)的立体图；

图中：1、芯模；2、壳体；3、纱架车；4、检测支架；41、支杆；42、第一伸臂；421、固定部；422、第一连接部；423、第二连接部；424、活动部；43、第二伸臂；44、第三伸臂；45、支座；46、第一电机；47、第二电机；48、第三电机；5、检测探头；6、轨道。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明实施例提供了一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，其具有检测难度小，检测速度快，确保检测一致性及实现封头型面检测的优势。

如图1～3所示，本发明实施例提供了一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，包括：

一可绕自身轴线转动的芯模1；

待检测的壳体2，其在所述芯模1上缠绕成型；

一可沿平行于所述轴线的方向往复移动的纱架车3；

检测机构，其包括：

-检测支架4，其固设在所述纱架车3上；

-至少三个检测探头5，其上下布设在所述检测支架4上，所有所述检测探头5的探测方向均穿过所述轴线；同时，在所述检测探头5沿所述轴线的方向移动时，所述检测探头5持续检测各自到所述壳体2的距离，以根据检测到的所有距离确定所述壳体2的轮廓尺寸。

本发明实施例提供的一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统的工作原理为：

检测系统包括壳体2、芯模1、纱架车3和检测机构，芯模1、纱架车3均为大型固体火箭发动机的复合材料制成的壳体2在成型过程中的机构组成，且壳体2在成型交付前是缠绕在芯模1上的，将检测机构安装在纱架车3上，检测机构包括检测支架4和上下分布在检测支架4上的至少三个检测探头5，各个检测探头5的探测方向均穿过所述芯模1的轴线，检测探头5测量得到壳体2的外表面到检测探头的距离即可通过各个检测探头5间接测量出壳体2的外径；以及通过纱架车3沿芯模1的轴线的方向往复移动的特性，即可使得检测机构的检测范围全面覆盖整个壳体2，进而根据所有检测探头5检测到的所有数据，即可确定所述壳体2的轮廓尺寸。同时，在所述芯模1的位置不变时，其轴线也不发生变化，检测机构随纱架车3往复移动能够确保对壳体2的检测一致性。

进一步地，所述检测支架4包括支杆41、第一伸臂42、第二伸臂43和第三伸臂44，所述支杆41竖直设置在所述纱架车3上，所述第一伸臂42、第二伸臂43和第三伸臂44依次上下安装在所述支杆41上，且所述第一伸臂42、第二伸臂43和第三伸臂44上各安装有一个所述检测探头5。

在本实施例中，所述检测支架4呈“E”型，所述第一伸臂42、第二伸臂43和第三伸臂44的伸出长度根据待检测的壳体2的尺寸结构确定，各个检测探头5根据所述纱架车3上的第一伸臂42、第二伸臂43和第三伸臂44的伸出长度确定检测探头5的具体位置。

更进一步地，所述第一伸臂42位于所述壳体2的上方，且所述第一伸臂42上安装有探测方向竖直向下的所述检测探头5；所述第二伸臂43位于所述壳体2旁，且所述第二伸臂43上安装有探测方向沿水平方向向前的所述检测探头5；所述第三伸臂44位于所述壳体2的下方，且所述第三伸臂44上安装有探测方向竖直向上的所述检测探头5；同时，三个所述检测探头5的探测方向汇集形成一个在所述轴线上的点。

在本实施例中，三个检测探头5在待检测的壳体2的上、中、下分布，各个检测探头5检测到的距离数据结合各个检测探头5的位置即可快速确定壳体2的外径。

作为本发明实施例的一种优选方案，所述第一伸臂42组设在所述支杆41的上部，并通过安装在所述支杆41顶端的第一电机46沿所述支杆41上下移动；所述支杆41的中部向后延伸形成一个支座45，所述第二伸臂43组设在所述支座45上并穿过所述支杆41，所述第二伸臂43通过安装在所述支座45后端的第二电机47沿所述支座45前后移动；所述第三伸臂44组设在所述支杆41的下部，并通过安装在所述支杆41底端的第三电机48沿所述支杆41上下移动。

在本发明实施例中，所述第一伸臂42和所述第三伸臂44能够在竖直方向上移动，所述第二伸臂43能够在水平方向上移动，且所述第一伸臂42、第二伸臂43和第三伸臂44移动的路径均为一线段，且该线段的延长线经过所述轴线。一方面，本实施例可以检测不同尺寸的壳体2，也可以根据检测探头5的检测范围进行调节所述第一伸臂42、第二伸臂43和第三伸臂44伸出的长度。

进一步地，所述第一伸臂42和所述第三伸臂44均具有向前伸出的第一状态和向后折弯的第二状态。

如图4～6所示，本实施例中，所述第一伸臂42包括固定部421、第一连接部422、第二连接部423和活动部424，所述固定部421组设在所述支杆41上，所述第一连接部422固设在所述固定部421的自由端，所述第二连接部423与所述第一连接部422铰接，所述活动部424与所述第二连接部423固连，所述活动部424为长条杆。当所述第一伸臂42向前伸出时，所述第二连接部423与所述第一连接部422对接，以使所述固定部421可视为由所述活动部424延伸所得。当所述第一伸臂42向后折弯时，所述第二连接部423在所述第一连接部422上转动，带动所述活动部424水平向后转动180°。同样地，所述第三伸臂44的结构与所述第一伸臂42的结构相同，故而不再详细赘述。本实施例在检测壳体2时，切换至第一状态，检测完毕后再切换至第二状态，不影响缠绕机的正常工作。

优选地，所述检测支架4安装在所述纱架车3的边缘。当所述检测支架4安装在所述纱架车3的边缘时，不影响纱架车3自身的正常工作。

具体地，所述壳体2为回转体构造，其两端均呈不规则的椭球型，中间呈直筒状。

具体地，所述检测探头5为激光测距传感器。在本实施例中使用PLC控制第一电机46、第二电机47、第三电机48分别驱动第一伸臂42、第二伸臂43和第三伸臂44到激光测距传感器的检测、测量范围，比如，激光测距传感器的精度为0.02mm，为了达到最精确的检测值，最佳检测范围控制在0.25m～0.45m，即激光测距传感器到壳体2的轮廓上的距离为0.25m～0.45m。

在本实施例，激光测距传感器为非接触式激光传感器，能够实现壳体2的封头部位的型面检测，根据测量得到的距离数据快速拟合得到不规则的椭球型的封头型面数据。

具体地，固定设置的轨道6，所述轨道6与所述芯模1平行设置，所述纱架车3组设在所述轨道6上，并可在所述轨道6上沿所述轴线的方向往复移动。

可见，在本实施例中，设置三个检测探头5即可确定整个壳体2的轮廓尺寸，在壳体2的圆周方向上设置三个检测探头5，能够一次检测多个距离数据，提升检测效率；

且与壳体2在成型过程中的机构组成有机配合，降低设备制作成本；本发明实施例能够自动化快速确定大型固体火箭发动机的复合壳体的轮廓尺寸，不受人为干扰，测量重复性好和准确度高，在精度和效率上均大幅提升。

如图1～6所示，本发明实施例还提供了一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，包括：

一可绕自身轴线转动的芯模1，其可供壳体2缠绕成型；

一可沿平行于所述轴线的方向往复移动的纱架车3；

检测机构，其包括：

-检测支架4，其固设在所述纱架车3上；

-至少三个检测探头5，其上下布设在所述检测支架4上，所有所述检测探头5的探测方向均穿过所述轴线；同时，在所述检测探头5沿所述轴线的方向移动时，所述检测探头5用于持续检测各自到所述壳体2的距离，以根据检测到的所有距离确定所述壳体2的轮廓尺寸。

本发明实施例提供的一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统的具体实施例已在上述的实施例中进行了详细的阐述，在此不再一一赘述。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

需要说明的是，在本发明中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上所述仅是本发明的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所发明的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (10)

1.一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，其特征在于，包括：

一可绕自身轴线转动的芯模(1)；

待检测的壳体(2)，其在所述芯模(1)上缠绕成型；

一可沿平行于所述轴线的方向往复移动的纱架车(3)；

检测机构，其包括：

-检测支架(4)，其固设在所述纱架车(3)上；

-至少三个检测探头(5)，其上下布设在所述检测支架(4)上，所有所述检测探头(5)的探测方向均穿过所述轴线；同时，在所述检测探头(5)沿所述轴线的方向移动时，所述检测探头(5)持续检测各自到所述壳体(2)的距离，以根据检测到的所有距离确定所述壳体(2)的轮廓尺寸。

2.如权利要求1所述的大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，其特征在于：

所述检测支架(4)包括支杆(41)、第一伸臂(42)、第二伸臂(43)和第三伸臂(44)，所述支杆(41)竖直设置在所述纱架车(3)上，所述第一伸臂(42)、第二伸臂(43)和第三伸臂(44)依次上下安装在所述支杆(41)上，且所述第一伸臂(42)、第二伸臂(43)和第三伸臂(44)上各安装有一个所述检测探头(5)。

3.如权利要求2所述的大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，其特征在于：

所述第一伸臂(42)位于所述壳体(2)的上方，且所述第一伸臂(42)上安装有探测方向竖直向下的所述检测探头(5)；

所述第二伸臂(43)位于所述壳体(2)旁，且所述第二伸臂(43)上安装有探测方向沿水平方向向前的所述检测探头(5)；

所述第三伸臂(44)位于所述壳体(2)的下方，且所述第三伸臂(44)上安装有探测方向竖直向上的所述检测探头(5)；

同时，三个所述检测探头(5)的探测方向汇集形成一个在所述轴线上的点。

4.如权利要求3所述的大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，其特征在于：

所述第一伸臂(42)组设在所述支杆(41)的上部，并通过安装在所述支杆(41)顶端的第一电机(46)沿所述支杆(41)上下移动；

所述支杆(41)的中部向后延伸形成一个支座(45)，所述第二伸臂(43)组设在所述支座(45)上并穿过所述支杆(41)，所述第二伸臂(43)通过安装在所述支座(45)后端的第二电机(47)沿所述支座(45)前后移动；

所述第三伸臂(44)组设在所述支杆(41)的下部，并通过安装在所述支杆(41)底端的第三电机(48)沿所述支杆(41)上下移动。

5.如权利要求4所述的大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，其特征在于：

所述第一伸臂(42)和所述第三伸臂(44)均具有向前伸出的第一状态和向后折弯的第二状态。

6.如权利要求1所述的大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，其特征在于：

所述检测支架(4)安装在所述纱架车(3)的边缘。

7.如权利要求1所述的大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，其特征在于：

所述检测探头(5)为激光测距传感器。

8.如权利要求1所述的大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，其特征在于：

所述壳体(2)为回转体构造，其两端均呈不规则的椭球型，中间呈直筒状。

9.如权利要求1所述的大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，其特征在于，还包括：

固定设置的轨道(6)，所述轨道(6)与所述芯模(1)平行设置，所述纱架车(3)组设在所述轨道(6)上，并可在所述轨道(6)上沿平行所述轴线的方向往复移动。

10.一种大型固体火箭发动机的复合壳体轮廓的检测系统，其特征在于，包括：

一可绕自身轴线转动的芯模(1)，其可供壳体(2)缠绕成型；

一可沿平行于所述轴线的方向往复移动的纱架车(3)；

检测机构，其包括：

-检测支架(4)，其固设在所述纱架车(3)上；

-至少三个检测探头(5)，其上下布设在所述检测支架(4)上，所有所述检测探头(5)的探测方向均穿过所述轴线；同时，在所述检测探头(5)沿所述轴线的方向移动时，所述检测探头(5)用于持续检测各自到所述壳体(2)的距离，以根据检测到的所有距离确定所述壳体(2)的轮廓尺寸。

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